فهرست مطالب

مکانیک سیالات و آیرودینامیک - سال یکم شماره 2 (زمستان 1391)
  • سال یکم شماره 2 (زمستان 1391)
  • تاریخ انتشار: 1391/12/27
  • تعداد عناوین: 8
|
  • اصغر دشتی رحمت آبادی*، محسن نکویی مهر، محمد سفید صفحه 1
    در این مقاله، مولفه های عملکرد استاتیکی یاتاقان های ژورنال غیرمدور که از سیال میکروپلار به عنوان روان کار استفاده می کنند، مورد مطالعه قرار گرفته است. معادله اصلاح شده رینولدز براساس تئوری سیال میکروپلار، با استفاده از روش عددی اجزاء محدود تحلیل و میدان فشار در یاتاقان به دست آورده می شود. پس از آن به کمک میدان فشار در ناحیه سیال روان کار، مشخصه های عملکرد استاتیکی، نظیر ظرفیت حمل بار، زاویه مشخصه، ضریب اصطکاک و نشتی انتهایی، برای یاتاقان بیضوی (دو لب) با روان کارهای نیوتنی و میکروپلار مورد بررسی قرار گرفته و تاثیر پارامترهای میکروپلار سیال، نظیر عدد کوپلینگ و طول مشخصه بی بعد، روی این مشخصه های عملکرد ارائه شده است. نتایج حاکی از آن است که استفاده از سیال میکروپلار به عنوان روان کار در سیستم یاتاقان های دو لب، باعث افزایش ظرفیت حمل بار، افزایش زاویه مشخصه سیستم، افزایش ضریب اصطکاک و کاهش جریان نشتی یاتاقان دو لب در بار معین می شود.
    کلیدواژگان: سیال میکروپلار، یاتاقان ژورنال دو لب، مشخصه های عملکرد استاتیکی
  • محسن ثقفیان*، محمد رضایی علم صفحه 13
    در این مقاله، اثرات متقابل دو استوانه دایره ای یا مستطیلی گذرنده از کنار هم با استفاده از روش برهم نهادن شبکه ها مورد بررسی قرار گرفته است. معادلات جریان سیال به صورت دوبعدی و تراکم ناپذیر و بر مبنای روش حجم محدود حل می شوند. در این پژوهش چند روش تعیین نقاط پر و خالی و چند روش میان یابی برای مبادله اطلاعات بین شبکه ها مورد آزمایش قرار گرفته و بهترین روش که روشی موسوم به میان یابی بر پایه شار جرم است، معرفی شده است. علاوه بر آن، کار حاضر کارآمدی روش برهم نهادن شبکه ها در تحلیل جریان های حول اجسام متحرک را نشان می دهد. نتایج به دست آمده با نتایج عددی موجود مقایسه شده اند. نتایج این بررسی نشان می-دهد که در یک بازه زمانی کوتاه هنگام عبور استوانه ها از کنار هم نیروی لیفت به صورت دافعه و جاذبه به استوانه ها وارد می شود. همچنین، نیروی درگ هنگام عبور استوانه ها از کنار هم کاهش می یابد و پس از عبور استوانه ها افزایش می یابد.
    کلیدواژگان: اثرمتقابل، روش برهم نهادن شبکه ها، استوانه
  • عبدالله شادآرام*، سیما باجلان، سید آرش سید شمس طالقانی صفحه 31
    تداخل آیرودینامیکی سیلندر استوانهای و دنباله ایرفویل بالادست اثر چشمگیری بر عملکرد بسیاری از سیستمهای مهندسی، از جمله فنهای خنککننده الکترونیکی و توربوماشینها دارد. نیروهای سیالی و عدد اشتروهال مهمترین پارامترها در طراحی مهندسی و مبحث اثرات تداخل میباشند. برخی پارامترها، بهویژه عدد رینولدز و موقعیت و ابعاد نسبی اجزاء بهشدت بر تداخل آیرودینامیکی دنباله تاثیر گذارند. پژوهش حاضر به بررسی اثر چیدمان شامل؛ زاویه حمله ایرفویل و موقعیت عرضی سیلندر نسبت به ایرفویل بر میانگین ضریب پسای مجموعه و عدد اشتروهال در دنباله نزدیک سیلندر میپردازد. اندازهگیری ها در رژیم زیربحرانی و به روش سرعتسنجی سیمداغ صورت گرفته است. وابستگی این پارامترها به چیدمان در ارتباط با ساختار گردابهای جریان و پارامترهای مشخصه جریان مورد بررسی قرار گرفته است. از نتایج حاضر، سه الگوی تداخلی: (1) جسم گسترده، (2) بحرانی و (3) همانتشار بر اساس چیدمان بهدست آمده و دید روشنی نسبت به فرآیند فیزیکی تداخل دنباله و ساختار گردابه حاصل شده است. همچنین، رفتار متضاد ضریب پسا و عدد اشتروهال نسبت به یکدیگر مورد بررسی قرار گرفته است.
    کلیدواژگان: عدد اشتروهال، ایرفویل، پسا، تداخل دنباله، سیلندر
  • علی جلالی*، محمدحسن کیهانی صفحه 41
    در تحقیق حاضر، مدل سازی عددی جریان و انتقال حرارت سیال ویسکوالاستیک در حال توسعه درکانال های مستطیلی مد نظر قرار گرفته است. در جریان توسعه یافته سیالات ویسکوالاستیک، جریان های ثانویه ای در مقاطع عرضی کانال تشکیل شده که انتظار می رود این جریان های ثانویه باعث افزایش انتقال حرارت و جرم در جریان سیال شوند. از طرف دیگر، خواصی از سیال، همچون ویسکوزیته، ضریب رسانش حرارتی، ظرفیت حرارتی ویژه و همچنین ضریب آسودگی از تنش سیال نیز تابعی از دما بوده و با تغییرات دما تغییر می-کنند که این وابستگی نیز در تحقیق حاضر منظور شده است. جهت مدل سازی ترم تنش از معادله متشکله، فن تین تنر بهبود یافته که یک معادله غیر خطی بوده و شامل اثرات الاستیک و باریک شوندگی ویسکوزیته می باشد، استفاده شده است. همچنین، گسسته سازی معادلات حاکمه روی یک شبکه جابه جا شده و با استفاده از روش تفاضل محدود صورت پذیرفته، برای حل آنها از روش تراکم پذیری مصنوعی که درنهایت منجر به حل صریح معادلات شده، استفاده شده است. لازم به ذکر است که علاوه بر نتایج مربوط به محدوده در حال توسعه و توسعه یافته، اثر برخی از پارامترهای بی بعد بر جریان و انتقال حرارت نیز مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج از تطابق خوبی با نتایج تحقیقات دیگر در این زمینه برخوردار می باشد.
    کلیدواژگان: جریان ویسکوالاستیک، مدل سازی سه بعدی، ناحیه در حال توسعه، کمیته ای وابسته به دما، مدل فن تین تنر
  • مهدی صنیعی نژاد* صفحه 55
    در این مقاله به بررسی جامع دقت مدل های آشفتگی دو معادله ای k-ε و k-ω در تسخیر فیزیک لایه مرزی مافوق صوت تشکیل شده بر روی صفحات تخت صیقلی و زبر و نیز انجام تعداد قابل توجهی از حساسیت سنجی های نتایج نسبت به تغییر مهم ترین پارامترهای یک مدل آشفتگی پرداخته شده است. این حساسیت سنجی ها برای صفحات صیقلی مشتمل بر تغییر در نوع مدل، تغییر در تراکم شبکه (و به تبع آن اندازه y+ المان های مجاور دیواره) و تغییر در اندازه ضریب cμ (برای مدل آشفتگی k-ε) می باشند. همچنین، به منظور دخیل نمودن اثرات زبری سطوح، حساسیت سنجی مشابهی نسبت به تغییر ضریب ثابت زبری Cks و نیز وابستگی نتایج به اندازه (به عنوان عدد بدون بعد متناظر با ارتفاع زبری برای صفحات زبر) در لایه های مرزی مافوق صوت تشکیل شده بر روی صفحات زبر به انجام رسیده است. از طرفی دیگر، تاثیرات تراکم پذیری جریان بر روی پدیده آرام سازی مجدد یک لایه مرزی آشفته مورد بررسی قرار گرفته است. درنهایت، دقت این دو مدل در تسخیر نسبت Cf/Cf0 در محدوده اعداد ماخ زیر 5 مورد بررسی قرار گرفته است. کلیه نتایج به دست آمده در این مقاله و به تبع آن استنتاج های به عمل آمده از روی نتایج، با تعداد زیادی از نتایج منتشره در مقالات معتبر مورد مقایسه قرار گرفته اند.
    کلیدواژگان: مدل آشفتگی، صفحه تخت صیقلی و زبر، لایه مرزی آشفته مافوق صوت
  • علی غریبی، رضا خاکی* صفحه 73
    در این تحقیق نحوه محاسبه بارهای آیرودینامیکی وارده بر یک هواپیما در کلیه شرایط پروازی ارائه شده است. بدین منظور، هواپیمای F-5 به عنوان نمونه انتخاب شده و به دست آوردن معادله برای محاسبه بارهای آیرودینامیکی وارده بر آن در کلیه شرایط پروازی مد نظر قرار گرفته است. جهت تعیین معادله برای محاسبه بارهای آیرودینامیکی، هواپیما در راستای طولی به صد جزء کوچک تقسیم شده است. سپس، حل عددی در شرایط مختلف عدد ماخ، زاویه حمله، تغییرات سطوح کنترل و... که از پارامترهای موثر در اعمال بارهای آیرودینامیکی روی هواپیما می باشند، انجام شده و بارهای آیرودینامیکی وارده به هر یک از این اجزاء در شرایط موصوف به دست آمده اند. با استفاده از بارهای حاصله از حل عددی و پارامترهای مختلف به کار رفته در تعیین این بارهای، از طریق روش کمترین مجذورات، معادله ای برای محاسبه بارهای آیرودینامیکی اعمالی بر هر جزء تعیین شده است. به منظور به دست آوردن مقادیر متغیرهای به کار رفته در معادلات پیش گفته، شبیه سازی پروازی هواپیمای مذکور انجام شده است. جهت اطمینان از دقت شبیه سازی، نتایج حاصل از آن با اطلاعات به دست آمده از آزمایشات پروازی اعتبارسنجی شده است. سرانجام، به عنوان نمونه مانور لوپ با استفاده از این شبیه ساز اجرا شده و مقادیر متغیرهای به کار رفته در معادلات، بار آیرودینامیکی اجزاء در حین اجرای این مانور ثبت شده است. با قرار دادن مقادیر حاصله در معادلات موصوف، بارهای آیرودینامیکی اعمالی بر اجزاء در طول مانور محاسبه شده است. نتایج حاصله نشان می دهد که روش عنوان شده جهت محاسبه بارهای آیرودینامیکی هواپیما مناسب می باشد.
    کلیدواژگان: شبیه سازی، مانور لوپ، آزمایش پروازی، بارهای آیرودینامیکی، معادلات برگشت
  • امین حدیدی، محمدرضا انصاری* صفحه 85
    در تحقیق حاضر، اثرات اندازه و جهت میدان مغناطیسی بر میدان جریان داخل حفره مربعی با مرز متحرک در کل دامنه تغییرات قدرت میدان مغناطیسی که تاکنون به طور عملی مورد استفاده قرار گرفته است (0 تا 10 تسلا)، مطالعه می شود. معادلات حاکم بر مسئله، شامل معادلات مومنتوم، پیوستگی و معادلات میدان مغناطیسی می باشند که با تدوین کد کامپیوتری کامل در محیط فرترن، به صورت عددی حل شدند. برای حل معادلات مومنتوم و پیوستگی از روش حجم محدود، با استفاده از الگوریتم سیمپل و برای حل معادلات میدان مغناطیسی از روش تفاضل محدود استفاده شده است. مطالعه اثر میدان مغناطیسی بر توزیع سرعت، خطوط جریان و نیز گردابه-های جریان در این تحقیق نشان می دهد که اعمال میدان مغناطیسی یکنواخت و عمودی از سطح زیرین، با قدرت کمتر از 01/ 0 تسلا سبب کوچک شدن گردابه های موجود در حفره می شود، به طوری که میدان مغناطیسی با قدرت حدود 01/ 0 تسلا سبب ناپدید شدن گردابه جریان شده درحالی که با افزایش بیشتر قدرت میدان مغناطیسی، گردابه های بزرگ تری تشکیل می شود.
    کلیدواژگان: میدان مغناطیسی، حفره با مرز متحرک، گردابه، میدان جریان
  • یادداشت مهندسی
  • حسن ملکی، قاسم حیدری نژاد *، فتح الله امی صفحه 99
    یکی از متداول ترین روش های هدایت و افزایش مانورپذیری پرتابه ها، به ویژه پرتابه هایی که در ارتفاعات بالا و هوای با چگالی کم حرکت می کنند، به کارگیری جت عکس العملی یا جانبی است. نیروی حاصل از جت جانبی وابسته به عوامل جت و جریان است که برای ایجاد ارتباط بین آنها از روش های تحلیلی، تحلیل ابعادی، تجربی و عددی استفاده شده است. در این مقاله، برای ایجاد تغییر مسیر نوسانی یک پرتابه ابرصوت بازگشت پذیر به جو (پرواز آزاد) در محدوده جو زمین، روش متعارف جت جانبی با روش به کارگیری نازل جانبی (یا جسم پخی مانند کره) مقایسه شده است. برای این منظور، پرتابه ای با هندسه مشخص و حداقل شتاب زاویه ای لازم برای گردش 20 درجه ای پرتابه فرض شده است. بنابراین، می توان در مورد عوامل یک جت عکس العملی و نازل جانبی مناسب، برای ایجاد تغییر مسیر یک پرتابه ابرصوت تصمیم گیری کرد. نیروها و گشتاورهای آیرودینامیکی ناشی از جت و نازل جانبی (یا جسم پخ) که در اثر شتاب زاویه ای پرتابه همراه با جت و نازل جانبی حاصل شده، با ایجاد یک شبکه سه بعدی روی یک پرتابه طراحی و حل معادلات ناویر- استوکس (با فرض گاز کامل و روند جریانی متناسب با ارتفاع) به دست آمده است. نتایج حاصل نشان دهنده آن است که برای ایجاد تغییر مسیر نوسانی پرتابه ابرصوت مفروض باید از بیش از یک نازل جت عکس العملی استفاده کرد. همچنین، ترکیبی از جت عکس العملی و جسم پخی مانند کره نیز می تواند هدف مورد نظر را فراهم کند.
    کلیدواژگان: آیرودینامیک ابرصوت، پرتابه بازگشت پذیر به جو، جت عکس العملی، حل عددی
|
  • A.D. Rahmatabadi*, M. Nekoei Mehr, M. Sefid Page 1
    In this paper, static performance characteristics for a finite lenght two-lobe journal bearing lubricated with micropolar fluid is studied. Using finite element method, steady-state film pressure is obtained by solving modified Reynolds equation, based on micropolar lubrication theory. With the help of film pressure in bearing, the static performance characteristics in terms of load carrying capacity, attitude angle, friction coefficient, and rate of flow leakage of a two-lobe journal bearing are obtained for both Newtonian and micropolar lubricant. Finally, the effect of micropolar fluid characteristics parameters such as coupling number and non-dimensional characteristic length on the bearing static performance are presented. The computed results show that, compared with Newtonian fluids, the micropolar fluids exhibit an increase in load carrying capacity, also increase in attitude angle as well as increase in friction coefficient, while there will be decrease in side leakage flow for a specified external load.
    Keywords: Micropolar Fluid, Two, lobe Bearing, Static Performance Characteristics
  • M. Saghafian*, M. Rezaee Alam Page 13
    In this paper, the interactions of flow over two circular or rectangular cylinders, passing by each other, have been investigated, using overset grids method. Two-dimensional incompressible governing fluid flow equations are solved using finite volume method. In this research, several interpolation methods have been tested to transfer data between grids. One of them called Mass flux base interpolation method has been presented. In addition, it is concluded that the overset grid method is very powerful to simulate fluid flow over moving bodies. The results are compared for lift, drag, and pressure coefficients with credential other numerical results. It is observed that in a short time interval, when two cylinders are passing by, a repulsion and then attraction force applies to each cylinder. In addition, drag force is reduced and then increased.
    Keywords: Interaction, Overset Grid, Cylinder
  • A. Shadaram*, S. Bajalan, A. Shams Taleghani Page 31
    The interaction between wakes of bluff body and airfoil has profound influences on system performance in many industrial applications, e.g., turbo-machinery and cooling fan. The present work investigates the effect of configuration including airfoil’s angle of attack and transverse spacing of the models on frequency behavior of the cylinder’s near-wake. The experiments were carried out under subcritical flow regime, using hot-wire anemometry (HWA). The relationship between the Strouhal numbers, mean drag coefficient, and arrangements provide an insight into the global physical processes of wake interaction and vortex shedding. Present results show three basic types of flow pattern of wake interference, namely (1) Extended-Body Pattern, (2) Critical Pattern, and (3) Co-Shedding Pattern.
    Keywords: Strouhal Number, Airfoil, Drag, Wake Interaction, Cylinder
  • A. Jalali, M.H. Kayhani Page 41
    This paper presents a numerical simulation of developing flow and heat transfer of a viscoelastic fluid in a rectangular duct. In fully developed flow of a viscoelastic fluid in a non-circular duct, secondary flows normal to the flow direction are expected to enhance the rate of heat and mass transfer. On the other hand, properties such as viscosity, thermal conductivity, specific heat and relaxation time of the fluid are a function of temperature, which this dependency is also considered in this study. The rheological constitutive equation of the fluid is a common form of the Phan-Thien Tanner (PTT) model, which embodies both influences of elasticity and shear thinning in viscosity. The governing equations are discretized, using the FTCS finite difference method on a staggered mesh. The markerand- cell method is also employed to allocate the parameters on the staggered mesh and static pressure is calculated, using the artificial compressibility approach during the numerical simulation. In addition to report the results of flow and heat transfer in the developing region, the effect of some dimensionless parameters on flow and heat transfer has also been investigated. The results are in a good agreements with the results reported by others in this field.
    Keywords: Viscoelastic Flows, 3D Simulation, Developing Region, Temperature Dependent Properties, PTT Model
  • M. Saniei Nejad* Page 55
    In this paper, the accuracy of k-ε and k-ω turbulence models in super sonic boundary layer capturing of smooth/rough flat plates have been comprehensively investigated. Among these investigations, some sorts of sensitivity analysis, including change in turbulence model, generated-grid density, near wall affects, cμ magnitude (for boundary layers generated on smooth flat plates), and change in CKs, and also K+ s (for boundary layers generated on rough flat plates) have been performed. Also, the effects of compressibility on the Re laminarization of the turbulent boundary layer have been investigated in details. Finally, the accuracy of these turbulence models in capturing Cf/Cf0 for Mach number range lower than 5 have been numerically investigated. To confirm the validity of the results, the numerical results have been compared with some published references.
    Keywords: Turbulence Model, Smooth, Rough Flat Plates, Supersonic Turbulent Boundary Layer
  • A. Gharibi, R. Khaki* Page 73
    In this research, the calculation method of aerodynamic loads on an airplane in all flight situations is presented. In order to find an calculation equation for aerodynamic loads on an airplane in all flight conditions, the F-5 aircraft is selected as a prototype is divided into one hundred small parts longitudinally. Therefore, the numerical solutions are taken place in different conditions of Mach number, angle of attack, control surfaces changes, etc., which are the effective parameters. aerodynamic loads on each part is calvulated. Using least squares method, an equation for calculating applied aerodynamic loads on each part is determined. In order to find the variables used in mentioned equations above, an aircraft flight simulation is implemented. The results of flight simulation are validated by flight tests information. Finally, loop maneuver is perform using this simulator and the variables used in aerodynamic loads are recorded, while this maneuver is performed. Then, the aerodynamic loads applied on different parts during loop maneuver are calculated.The results show that the present method is suitable for airplane aerodynamic loads calculations.
    Keywords: Flight Simulation, Loop Maneuver, Flight Test, Aerodynamic Loads, Regression Equations
  • A. Hadidi, M.R. Ansari* Page 85
    In this study, the effects of strength and direction of a magnetic field on lid-driven cavity flow in a wide range of magnetic field strength variations (0 to 10 Tesla) are studied. The governing equations, including conservative equations of momentum, continuity and magnetic field were solved numerically. Momentum and continuity were solved by the finite volume method, using SIMPLE algorithm where the finite difference method was used for solving of magnetic field equation. In this research, the effects of magnetic field on the velocity distribution, streamlines, and vortex flow shows that the vortices of the cavity shrink up to 0.01 Tesla, where the uniform and vertical magnetic field was applied from the bottom surface. For the magnetic field of 0.01 Tesla, the vortices disappear. Higher values of magnetic field create larger vortices.
    Keywords: Magnetic Field, Lid, Driven Cavity, Vortex, Flow Field
  • H. Maleki, Gh. Heydarinejad*, F. Ommi Page 99
    One of the most common methods for controlling and increasing maneuverability of projectiles, especially the ones which move at high altitude and in low density air, is using lateral or reaction jets. The resultant force of the reaction jet is related to the jet and flow parameters. For finding their relation experimental, numerical, and analytical methods have been used. In order to change the pendulous path of a hypersonic projectile, when is returning to the atmosphere (free flight), we compared common lateral jet method with the common ones, using a lateral nozzle (or a blunt body). For this purpose, a projectile with known geometry and minimum angular acceleration for 20 degrees circulation is assumed. Hence, we can decide about parameters of a suitable reaction jet and lateral nozzle for changing the path of a hypersonic projectile. Aerodynamic forces and moments from jet and lateral nozzle (or a bluntbody), which are the result of angular acceleration of the projectile with jet and lateral nozzle, are obtained by producing a three-dimentional mesh on a model projectile and solving the Navier-Stocks equations (assuming ideal gas and an appropriate flow regime with respect to height). Results show that in order to change the pendulous path of a hypersonic projectile, more than one nozzle reaction jet should be used and also a combination of a reaction jet and a bluff body (like a sphere) can be used.
    Keywords: Hypersonic Aerodynamics, Re, entry Projectile, Lateral Jet, Numerical Solution